W 1983 r. firma NV Koninklijke Nederlandsche Vliegtuigfabrieken Fokker zapoczątkowała program budowy samolotu Fokker F-28 Mk 100. Miał to być następca popularnego samolotu Fokker F-28. Punktem wyjścia dla modernizacji samolotu stał się płatowiec wersji F-28 Mk 4000. Otrzymał on wydłużony o 5,4 m kadłub i przekonstruowane skrzydła. W stosunku do F-28 płatowiec Fokker 100 ma zwiększoną wytrzymałość zmęcze­niową. Zastosowanie kompozytów zmniejszyło masę płatowca o ok. 400 kg. Elementy lotek, klap skrzydłowych i steru kierunku wykonano z laminatów z włókien węglowych, oprofilowania na styku skrzydeł i kadłuba z poliamidów, a podłogę kabiny pasa­żerskiej z laminatu szklanego.

Na tablicy przyrządów opracowanej na podstawie doświad­czeń amerykańskiej NASA zainstalowane jest sześć barwnych monitorów ekranowych w układzie podobnym do zastosowane­go w samolotach Boeing 757, Boeing 767 oraz Airbus A 310. Samolot otrzymał nowe silniki Rolls-Royce "Tay". W stosunku do silników "Spey" stosowanych w F-28 otrzymały średnicę wentyla­tora powiększoną z 83 do 110 cm. Nowe silniki spalały również o 15 procent paliwa mniej od silników zastoso­wanych w F-28.

Pierwszy prototyp Fokker 100 wystartował 30.11.1986 r. Drugi egzemplarz, będący wzorcem produkcyjnym, dołączył do programu prób 25.02.1987 r. Pierwszy samolot seryjny, został oblatany 25.09.1987 r. (wg [6]- 30.12.1987 r.). W dniu 29.02.1988 r. pierwszy Fokker 100 przekazano liniom Swissair. Fokker 100 standardowo przystosowany był do przewozu 107 pasażerów. Następnie zamówienia złożyły linie American Airlines (75 samolotów), TAM Transportes Aéreos Regionais (50 samolotów) i US Airways (40 samolotów). Linie te były głównymi klientami na samolot Fokker 100. Możliwe były również inne warianty ustawień foteli: 97 miejsc, 105 miejsc i 119 miejsc.

Samolot budowany był w kooperacji brytyjskiej firmy Shorts (produkcja skrzydeł), amerykańskiej Grumman (gondole silnikowe i odwracacze ciągu) i indonezyjskiej IPTN (elementy skrzydeł i usterzenia). W 1991 r. Fokker wyprodukował 70 samolotów oraz posiadał zamówienia na 230 samolotów. W 1994 r. projektowano wersję Fokker 100 Quick-Change, która opierała się na szybkim przekonfigurowaniu kabiny pasażerskiej na towarową. Jednak nie kontynuowano prac nad nowymi wersjami. Mimo, że projekt okazał się sukcesem na rynku, Fokker nadal tracił pieniądze ze względu na złe zarządzanie. W 1996 r. firma wpadła w kryzys i w 1997 r. produkcję przerwano.

Na bazie konstrukcji Fokker 100 dwóch nowych wersji tego samolotu: Fokker 70- samolot klasy 70-miejscowej, o gabarytach płatowca zbliżonych do oryginalnego F-28 i Fokker 130- samolot klasy 130-miejscowej z kadłubem wydłużonym o 6,22 m i rozpiętości skrzydeł powiększonej o 1,5 m.

W 1999 r. grupa Rekkof Restart wynegocjowała wznowienie montażu samolotów Fokker 100 i Fokker 70, jednak porozumienie nie doszło do skutku.

W 2005 r. EADS kończył przygotowania do przeprowadzenia pierwszych prób w locie demonstratora nowego systemu rozpoznania dalekiego zasięgu (Stand-Off Surveillance and Target Acquisition Radar- SOSTAR-X), opartego na platformie powietrznej typu Fokker 100. Próby te miały być podstawą do włączenia do współpracy jeszcze innych europejskich państw, zainteresowanych udziałem w ramach szerszego programu transatlantyckiego budowy systemu AGS, budowanego na zapotrzebowanie NATO. Pierwsze próby w powietrzu z nowym radarem dla projektu SOSTAR-X planowane były jeszcze przed końcem 2005 r. Radar ze skanowaną elektronicznie aktywną anteną pochodzić miał z zakładów Fokker Services' Woensdrecht. Program badawczy w tym zakresie miał zostać zakończony na początku 2007 r. Kulminację stanowić miała prezentacja zdolności operacyjnych nowego systemu dla przedstawicieli rządów i sił zbrojnych krajów partycypujących oraz przedstawicieli potencjalnych nabywców eksportowych spoza NATO. Pokaz ten przewidywany był na kwiecień 2007 r.

W Polsce.

Na wiosnę 1988 r. linie lotnicze Swissair prezentowały samo­lot Fokker 100 w Warszawie.

W 1989 r. Polskie Linie Lotnicze „Lot” rozpoczęły poszukiwania następcy nieekonomicznego i przestarzałego samolotu pasażerskiego Antonow An-24. Polski przewoźnik otrzymał wówczas propozycję dostawy samolotów: włosko- francuskich ATR-42 i ATR-72, hiszpańsko- indonezyjskiego Airtech CASA / IPTN CN-235, kanadyjskich De Boeing Canada DHC-7 "Dash 7" i Boeing Canada DHC-8 „Dash 8", szwedzkiego SAAB 340, holenderskie Fokker F-27 "Friendship" i Fokker-100, brytyjskich BAe 146 i Shorts 330 oraz radziecki Iljuszyn Ił-114. Ostatecznie zostały wówczas zakupione samoloty ATR-72.

Polska uczestniczyła w programie AGS. W 2004 r. przedstawiciele Dowództwa WLOP wzięli udział w posiedzeniu Sojuszniczego Zespołu Zadaniowego AGS w sprawie opracowania Sojuszniczego System AGS w Polsce. Niestety kryzys finansowy sprawił, że w 2009 r. udział Polski w programie AGS został zamrożony na czas nieokreślony.

Konstrukcja.
Dolnopłat wolnonośny o konstrukcji metalowo- kompozytowej. Załoga- 2 osoby, pasażerów- 97- 119.
Skrzydło całkowicie metalowe o skosie krawędzi natarcia 17°24’ na 1/4 cięciwy, transoniczneo podwyższonej sprawności aerodynamicznej przy dużych prędko­ściach ponaddźwiękowych lotu, konstruk­cji firmy Fokker. Względna grubość profilu 12,3% przy kadłubie i 9,6°/₀ na końcu skrzydła. Kąt wzniosu 2 30'. Kon­strukcja skrzydła dwudźwigarowa z po­mocniczym dźwigarem przednim wyko­nana jest wg zasady bezpiecznego nisz­czenia ze stopów aluminiowych. Kra­wędź natarcia odladzana gorącym powietrzem doprowadzanym ze spręża­rek silników. Na krawędzi spływu znaj­duje się dwuszczelinowa dwusegmentowa klapa, wykonana z kompozytów wę­glowych. Pojedyncza lotka wykonana również z kompozytów. Przed kla­pą zamontowane są 5- segmentowe spoilery, spełniające rolę hamulców aerody­namicznych.
Kadłub, konstrukcji półskorupowej, całkowicie metalowy o przekroju koło­wym skonstruowany jest wg zasady failsafe (bezpiecznego niszczenia), wyko­nany ze stopów lekkich. Przednia stożkowa część kadłuba pod osłoną wy­konaną z tworzyw aramidowych. W tylnej stożkowej nieciśnieniowej części kadłuba znajduje się pomoc­niczy silnik turbinowy. Na końcu kadłu­ba po obu jego stronach zamontowane są hamulce aerodynamiczne, a pod kadłubem- zde­rzak.Kabina zakryta, ciśnieniowa i klimatyzo­wana.
Usterzenie wykonane w kształcie litery T. Statecznik pionowy skośny me­talowy 4- dźwigarowy wykonany w posta­ci skrzynki odpornej na skręcanie. Ster kierunku z tworzyw sztucznych. Na wierzchołku statecznika pionowego za­wieszone jest usterzenie poziome. Krawędzie natarcia usterzenia mają cieplną instalację przeciwoblo­dzeniową .
Podwozie trójpodporowe z golenią przednią, chowane w locie.

Wyposażenie- standardowe wyposażenie awioniczne składa się m.in. z dwóch radiostacji VHF, radiolokacyjnego urządzenia na­dawczo- odbiorczego współpracującego z systemem stacji kontroli ruchu lotniczego (ATC transponder), układu informującego o położeniu i kursie (AHRS), dwóch radiowysokościomierzy, dwóch systemów VOR, dwóch systemów ILS, dwóch pokładowych radionamierników automatycznych (ADF), dwóch radiolo­kacyjnych systemów pomiaru odległości obiektów (radiodalmierzy), dwóch cen­trali aerodynamicznych (cyfrowych) po­łączonych z komputerem, radaru mete­orologicznego. Wymienione wyposażenie pochodzi z amerykańskiej firmy ARINC (Aeronautical Radio Inc). Dla wyświet­lania niezbędnych w czasie lotu danych dla pilotów służy system wskaźników (displejów) elektronicznych EFIS amery­kańskiej firmy Collins, zastępujących tradycyjne przyrządy pilotażowo -nawigacyjne. Sa­molot wyposażony jest w cyfrowy automatyczny system lotu i zwiększania (ciągu) firmy Collins typu AFCAS.
Instalacje: elektryczna, hydrauliczna, pneumatyczna, klimatyzacyjna, tlenowa, przeciwoblodzeniowa.

Napęd- 2 silniki turbowentylatorowe Rolls-Royce "Tay" 620-15 o ciągu 61,6 kN każdy lub "Tay" 650-15 o ciągu 67,2 kN każdy.

Dane techniczne Fokker 100 (wg [3]):
Rozpiętość- 28,08 m, długość- 35,53 m, wysokość- 8,5 m, powierzchnia nośna- 93,50 m².
Masa własna ope­racyjna- 24 375 kg, masa użyteczna max- (wg [6]- 12 365) kg, masa startowa max- 43 090 kg, masa do lądowania max- 38 780 (wg [6]- 39 915) kg.
Prędkość przelotowa max- 844 (wg [6]- 837) km/h, prędkość przelotowa ekonomiczna- 737 km/h, prędkość lądowania- (wg [6]- 239) km/h, pułap praktyczny- 10 670 m, za­sięg z max ładunkiem- 2680 (wg [6]- 2483- 2826)  km, zasięg z max ilością paliwa- 4426 km.